JPH08260901A - Gas turbine cooling blade - Google Patents
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- JPH08260901A JPH08260901A JP6325595A JP6325595A JPH08260901A JP H08260901 A JPH08260901 A JP H08260901A JP 6325595 A JP6325595 A JP 6325595A JP 6325595 A JP6325595 A JP 6325595A JP H08260901 A JPH08260901 A JP H08260901A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はタービン冷却翼に係り、
効率的に冷却を行うことができるガスタービン冷却翼に
関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a turbine cooling blade,
The present invention relates to a gas turbine cooling blade capable of efficiently cooling.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、タービンエンジンでは、燃焼ガ
スにより駆動されるタービン自体が燃焼器へ空気を供給
する送風機または圧縮機を駆動する自立的駆動方式が採
用されている。そのため、この方式のタービン出力効率
を高める最も有効な方法は、タービン入口における燃焼
ガス温度を高めることである。しかしこの燃焼ガス温度
は、タービンの翼、特に第一段の動翼および静翼を構成
する材料の耐熱応力性、あるいは高温下での酸化、腐食
等の耐性により上限が制限される。2. Description of the Related Art Generally, a turbine engine employs a self-sustained drive system in which a turbine itself driven by combustion gas drives a blower or a compressor that supplies air to a combustor. Therefore, the most effective method for increasing the turbine output efficiency of this system is to increase the combustion gas temperature at the turbine inlet. However, the upper limit of this combustion gas temperature is limited by the heat stress resistance of the material forming the blades of the turbine, especially the first stage moving blades and the stationary blades, or the resistance to oxidation and corrosion at high temperatures.
【０００３】そこで従来は、図７および図８に示すよう
に、翼内部を冷却媒体で強制的に冷却するリターンフロ
ータイプの冷却翼が用いられている。図７は冷却翼の縦
断面図を、図８は同じく冷却翼の横断面図をそれぞれ示
している。Therefore, conventionally, as shown in FIGS. 7 and 8, a return flow type cooling blade for forcibly cooling the inside of the blade with a cooling medium has been used. FIG. 7 is a longitudinal sectional view of the cooling blade, and FIG. 8 is a transverse sectional view of the cooling blade.
【０００４】図示するように、翼前縁部では翼根元から
供給される冷却媒体が翼スパン方向に延びる冷却通路９
に導かれてオリフィス孔１１から噴出して翼前縁１内壁
面をインピンジメント冷却すると共に、冷却通路９の翼
背、腹側の翼面に形成されたフィルム孔５から放出され
てフィルム冷却を行う。また、翼の前縁にもシャワーヘ
ッド６が形成されフィルム冷却を行うように構成されて
いる。As shown in the drawing, at the leading edge of the blade, a cooling medium supplied from the blade root extends in the blade span direction.
Is discharged from the orifice holes 11 to impingement-cool the inner wall surface of the blade leading edge 1, and is discharged from the film holes 5 formed in the blade back and ventral blade surfaces of the cooling passage 9 to cool the film. To do. Further, a shower head 6 is also formed on the front edge of the blade so as to cool the film.
【０００５】同様に翼の中間から後縁にかけては、リタ
ーンフロー流路およびピンフィン７による強制対流冷却
が行われる。つまり、冷却媒体が翼スパン方向に延びる
冷却通路１０に導かれ、さらに冷却通路１０と平行して
翼後縁に形成されたリターンフロー流路を順次通過し、
最終流路の壁面に形成されているオリフィス孔１２を通
過して、ピンフィン７から成る冷却要素に流入する。冷
却媒体はさらにピンフィン７において対流冷却をした
後、翼後縁部４から吹き出されるように構成されてい
る。Similarly, forced convection cooling is performed by the return flow passage and the pin fins 7 from the middle to the trailing edge of the blade. That is, the cooling medium is guided to the cooling passage 10 extending in the blade span direction, and further sequentially passes through the return flow passage formed in the blade trailing edge in parallel with the cooling passage 10.
It passes through the orifice hole 12 formed in the wall surface of the final flow path and flows into the cooling element composed of the pin fins 7. The cooling medium is further convectively cooled by the pin fins 7 and then blown out from the blade trailing edge portion 4.
【０００６】このような冷却構造であると、主流ガス温
度が１２００℃級ガスタービン冷却翼の場合、主流ガス
流量の数パーセントの冷却空気量（例えば第１段の動翼
では１〜６％程度、また静翼では１〜１０％程度）によ
り翼表面平均温度を８５０℃程度に保つことが可能であ
る。With such a cooling structure, in the case of a gas turbine cooling blade having a mainstream gas temperature of 1200 ° C., the cooling air amount is several percent of the mainstream gas flow rate (for example, about 1 to 6% in the first stage moving blade). Moreover, it is possible to maintain the blade surface average temperature at about 850 ° C. by using a stationary blade of about 1 to 10%).
【０００７】ところが、近年は熱効率をより大きくする
ために主流ガス温度を１２００℃〜１５００℃級、もし
くはそれ以上の雰囲気で動作させることが考えられるよ
うになってきた。そこで従来の冷却構造を採用した冷却
翼を、主流ガス温度が１３００℃級ガスタービンに用
い、例え翼メタル温度が設計条件を満たすことができた
としても、冷却空気量が多大になり、システム全体の熱
効率を著しく低下させてしまい、主流ガス温度を上昇さ
せた意味がなくなってしまう。また、最近では冷却空気
を圧縮機から抽気して翼へ導き、強制冷却させることが
考えられているが、１５００℃級もしくはそれ以上の超
高温ガスタービンにあっては従来の冷却翼で冷却設計条
件を満たすことは不可能である。However, in recent years, in order to increase the thermal efficiency, it has been considered to operate the mainstream gas temperature in an atmosphere of 1200 ° C. to 1500 ° C. or higher. Therefore, the conventional cooling structure is used for a gas turbine with a mainstream gas temperature of 1300 ° C, and even if the blade metal temperature can meet the design condition, the cooling air amount becomes large and the entire system That is, the thermal efficiency of is significantly reduced, and there is no point in increasing the temperature of the mainstream gas. Recently, it has been considered that cooling air is extracted from the compressor and guided to the blades for forced cooling, but in the case of an ultra-high temperature gas turbine of 1500 ° C class or higher, conventional cooling blades are used for cooling design. It is impossible to meet the conditions.
【０００８】さらに、翼の平均温度、最高局所温度の設
計条件を満たしている１２００℃級程度の従来のガスタ
ービン冷却翼であっても、翼面温度分布の不均一性が翼
本体（翼メタル材料）の寿命に大きく影響することが、
文献（ＡＳＭＥ９４ーＧＴ−６５）等により明かであ
り、次世代の高温ガスタービン冷却翼だけでなく、従来
の冷却翼においても翼面温度の均一化は冷却設計上重要
なことが分かる。Further, even in the conventional gas turbine cooling blade of about 1200 ° C. which satisfies the design conditions of the average temperature and the maximum local temperature of the blade, the unevenness of the blade surface temperature distribution is caused by the blade body (blade metal). (Material) has a great effect on the life of
It is clear from the literature (ASME94-GT-65) and the like, and it can be seen that not only the next-generation high-temperature gas turbine cooling blades, but also the conventional cooling blades, the uniformization of the blade surface temperature is important in cooling design.
【０００９】リターンフロー流れは、少ない冷却媒体流
量で効率良く冷却できるため従来から良く用いられてい
る冷却手法であるが、リターンフロー流路の最終通路の
特に翼先端局所での冷却不足が特に問題になっていた。Return flow is a cooling method that has been often used since it can be efficiently cooled with a small flow rate of the cooling medium. However, insufficient cooling is particularly problematic in the final passage of the return flow channel, especially at the tip of the blade. It was.
【００１０】以上のように、従来の冷却構造を採用した
ガスタービン冷却翼では、冷却媒体が通過する翼内部の
流路で局所的に充分な熱交換ができず有効的な対流冷却
が成されていないという問題があった。As described above, in the gas turbine cooling blade employing the conventional cooling structure, sufficient heat exchange cannot be locally performed in the flow passage inside the blade through which the cooling medium passes, and effective convection cooling is performed. There was no problem.
【００１１】[0011]
【発明が解決しようとする課題】上記のように、従来の
ガスタービン冷却翼では、リターンフロー流路の最終通
路部や、リターンフロー流路の最終通路の局所の翼メタ
ル部で冷却媒体の温度上昇や冷却媒体の流量不足によっ
て引き起こされる冷却不足が発生しており、また一方で
は、遠心力場における翼根元部の冷却不足等も発生して
いる。As described above, in the conventional gas turbine cooling blade, the temperature of the cooling medium is reduced in the final passage portion of the return flow passage or the local blade metal portion of the final passage of the return flow passage. There is insufficient cooling caused by the rise and insufficient flow rate of the cooling medium, and on the other hand, insufficient cooling of the blade root portion in the centrifugal field has occurred.
【００１２】本発明は、上記問題点を解決するために成
されたもので冷却媒体が通過することによる局所対流冷
却効果を大きくして翼冷却効率を高め，システム全体の
熱効率を向上させると共に、翼面温度均一化により翼本
体寿命も長くさせることが可能なガスタービン冷却翼を
提供することにある。The present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and enhances the local convection cooling effect due to the passage of the cooling medium to enhance the blade cooling efficiency and improve the thermal efficiency of the entire system. An object of the present invention is to provide a gas turbine cooling blade capable of extending the life of the blade body by making the blade surface temperature uniform.
【００１３】[0013]
【課題を解決するための手段】本発明は上記目的を達成
するために次のような構成を採用している。 （１）ガスタービン翼内部に該翼のスパン方向に延びる
複数の冷却通路を連結したリターンフロー流路を備えた
ガスタービン冷却翼において、前記リターンフロー流路
の最終冷却通路とこの最終冷却通路よりひとつ前の冷却
通路とを仕切る隔壁に、両冷却通路の間を貫通する補助
流路を設けたことを特徴としている。 （２）ガスタービン翼内部に該翼のスパン方向に延びる
複数の冷却通路を連結したリターンフロー流路を備えた
ガスタービン冷却翼において、前記リターンフロー流路
へ冷却媒体を供給する供給部から前記リターンフロー流
路の最終の冷却通路へ前記冷却媒体を流すための補助流
路を設けたことを特徴としている。 （３）ガスタービン翼内部に該翼のスパン方向に延びる
複数の冷却通路を連結したリターンフロー流路から成る
第１冷却要素と、この第１冷却要素の後段に設けられた
第２冷却要素とを備えたガスタービン冷却翼において、
前記第１冷却要素へ冷却媒体を供給する供給部から前記
第２冷却要素へ前記冷却媒体を流すための補助流路を設
けたことを特徴としている。The present invention employs the following constitution in order to achieve the above object. (1) In a gas turbine cooling blade having a return flow channel in which a plurality of cooling channels extending in the span direction of the gas turbine blade are connected, the final cooling channel of the return flow channel and the final cooling channel It is characterized in that a partition wall that separates the preceding cooling passage is provided with an auxiliary flow passage that penetrates between the cooling passages. (2) In a gas turbine cooling blade having a return flow channel in which a plurality of cooling passages extending in the span direction of the blade are connected inside the gas turbine blade, a supply unit that supplies a cooling medium to the return flow channel It is characterized in that an auxiliary flow passage for flowing the cooling medium is provided in the final cooling passage of the return flow passage. (3) A first cooling element formed of a return flow channel connecting a plurality of cooling passages extending in the span direction of the gas turbine blade, and a second cooling element provided at a stage subsequent to the first cooling element. In a gas turbine cooling blade equipped with
It is characterized in that an auxiliary flow path for flowing the cooling medium from the supply unit for supplying the cooling medium to the first cooling element to the second cooling element is provided.
【００１４】また、前記補助流路を前記翼のスパン方向
先端部近傍に設けたことを特徴としている。また、前記
補助流路は、前記リターンフロー流路の最終冷却通路の
前記翼の内壁面の背側あるいは腹側の少なくとも一方に
向けて前記冷却媒体が吹出すように形成されていること
を特徴としている。Further, the auxiliary flow path is provided in the vicinity of the tip end portion in the span direction of the blade. Further, the auxiliary flow passage is formed so that the cooling medium is blown out toward at least one of a back side and an abdomen side of an inner wall surface of the blade of the final cooling passage of the return flow passage. I am trying.
【００１５】また前記補助流路は、前記冷却媒体の吹出
し方向が前記翼の内壁面の背側あるいは腹側の少なくと
も一方のに向かって吹き付けるように構成したことを特
徴としている。Further, the auxiliary flow path is characterized in that the cooling medium is blown out toward at least one of the back side and the ventral side of the inner wall surface of the blade.
【００１６】[0016]
【作用】本発明は、上記のように構成したことにより、
翼有効部を冷却するために翼スパン方向に形成した冷却
通路に供給された冷却媒体は翼内部の翼スパン方向に延
びる複数の冷却通路を連結して成る屈曲通路、いわゆる
リターンフロー流路を冷却媒体が流れる主流路と、リタ
ーンフロー流路の最終通路とこの最終通路よりひとつ前
の冷却通路とを仕切る隔壁に両冷却通路を貫通して流れ
る副流路（補助流路）とでガスタービン翼内部を強制対
流冷却する。したがって、リターンフロー流路の最終通
路部の翼先端局所で冷却媒体の温度上昇や冷却媒体の流
量不足によって引き起こされる冷却不足を解消すること
ができる。According to the present invention having the above-described structure,
The cooling medium supplied to the cooling passage formed in the blade span direction to cool the blade effective portion cools a so-called return flow passage, which is a bent passage formed by connecting a plurality of cooling passages extending in the blade span direction inside the blade. A gas turbine blade with a main flow path through which a medium flows, and a sub-flow path (auxiliary flow path) that flows through both cooling passages in a partition that separates the final passage of the return flow passage and the cooling passage immediately before this final passage. Forced convection cooling inside. Therefore, it is possible to eliminate the insufficient cooling caused by the temperature rise of the cooling medium or the insufficient flow rate of the cooling medium locally at the blade tip in the final passage portion of the return flow channel.
【００１７】またこの発明では、翼有効部を冷却するた
めに翼スパン方向に形成した冷却通路に供給された冷却
媒体は翼内部の翼スパン方向に延びる複数の冷却通路を
連結して成る屈曲通路、いわゆるリターンフロー流路を
冷却媒体が流れる主流路と、この主流路へ冷却媒体を供
給する供給部から主流路の最終通路へ冷却媒体を流すた
めの副流路（補助流路）とによりガスタービン冷却翼内
部を強制対流冷却する。したがって、リターンフロー流
路の最終通路部で冷却媒体の温度上昇や冷却媒体の流量
不足によって引き起こされる冷却不足を解消することが
できる。Further, according to the present invention, the cooling medium supplied to the cooling passage formed in the blade span direction for cooling the blade effective portion is formed by connecting a plurality of cooling passages extending in the blade span direction inside the blade. , A so-called return flow channel through which the cooling medium flows, and a sub-channel (auxiliary channel) for flowing the cooling medium from a supply unit that supplies the cooling medium to the final passage of the main channel. Forced convection cooling inside the turbine cooling blade. Therefore, it is possible to eliminate the insufficient cooling caused by the temperature increase of the cooling medium and the insufficient flow rate of the cooling medium in the final passage portion of the return flow channel.
【００１８】またこの発明では，翼有効部を冷却するた
めに翼スパン方向に形成した冷却通路に供給された冷却
媒体は翼内部の翼スパン方向に延びる複数の冷却通路を
連結して成る屈曲通路、いわゆるリターンフロー流路を
冷却媒体が流れる第１冷却要素と、この第１流路の後段
に設けられた第２冷却要素とを備え、第１冷却要素へ冷
却媒体を供給する供給部から前記第２冷却要素へ前記冷
却媒体を流すための補助流路を設けガスタービン翼を強
制対流冷却する。動翼のように遠心力が作用する場合や
リターンフロー流路のように半径方向の流れ成分が主と
なる冷却通路部からスパン方向の流れに転換して冷却要
素を構成する場合、つまり上記リターンフロー流路を構
成しない第２の冷却要素を有する冷却通路の特に翼根元
部では、冷却媒体の速度成分が遠心力の影響で半径方向
が主となりスパン方向速度が極めて小さくなるため冷却
媒体の流量不足が発生し充分な対流冷却効果が得られな
かった。しかし、本発明を適用することにより冷却媒体
の流量不足を解消することができ、これにより局所対流
冷却効果を大きくして翼冷却効率を高めることが可能と
なる。Further, in the present invention, the cooling medium supplied to the cooling passage formed in the blade span direction for cooling the blade effective portion is formed by connecting a plurality of cooling passages extending in the blade span direction inside the blade. A so-called return flow channel is provided with a first cooling element through which a cooling medium flows, and a second cooling element provided at a subsequent stage of the first channel, and the cooling medium is supplied to the first cooling element from a supply unit. An auxiliary flow path for flowing the cooling medium to the second cooling element is provided to forcibly convection cool the gas turbine blade. When centrifugal force acts like a rotor blade, or when a flow element in the radial direction is converted from the main cooling passage portion to a flow in the span direction to form a cooling element like a return flow channel, that is, the above return In the cooling passage having the second cooling element that does not form the flow passage, especially in the blade root portion, the velocity component of the cooling medium is mainly in the radial direction due to the influence of the centrifugal force and the velocity in the span direction becomes extremely small, so the flow rate of the cooling medium A shortage occurred and a sufficient convection cooling effect was not obtained. However, by applying the present invention, it is possible to eliminate the insufficient flow rate of the cooling medium, which makes it possible to enhance the local convection cooling effect and improve the blade cooling efficiency.
【００１９】またこの発明では、任意形状をした副流路
（補助流路）の吹出し方向は翼内壁面の背側か腹側のど
ちらかの冷却をより必要とする面に向かって吹付けて対
流冷却することにより、より冷却を必要とする翼メタル
部分にインピンジメント冷却による強制対流冷却を効果
的行うことが可能となる。Further, in the present invention, the sub-flow passage (auxiliary flow passage) having an arbitrary shape is blown out toward the surface of the inner wall surface of the blade that requires more cooling, either the back side or the ventral side. By convection cooling, it is possible to effectively perform forced convection cooling by impingement cooling on a blade metal part that requires more cooling.
【００２０】[0020]
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。図１、図２は、本発明に係るタービン冷却翼の一
例としてガスタービン冷却動翼の第１実施例を示してお
り、それぞれ冷却翼の縦断面図と冷却翼の横断面図を示
している。なお、図７および図８と同一部分には同一符
号を付して詳細な説明は省略している。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. 1 and 2 show a first embodiment of a gas turbine cooling blade as an example of a turbine cooling blade according to the present invention, showing a longitudinal sectional view of the cooling blade and a transverse sectional view of the cooling blade, respectively. . The same parts as those in FIGS. 7 and 8 are designated by the same reference numerals and detailed description thereof is omitted.
【００２１】図１、図２に示すように第１実施例の動翼
は、翼有効部の冷却のために翼根元から３つの流路に分
けて冷却媒体が供給されている。第１流路は、翼前縁部
１に設けられ翼スパン方向に延びる冷却通路として構成
されている。そして第１流路では、冷却媒体供給口２１
から導入された冷却媒体が、この翼のスパン方向に延び
る冷却通路２４内を流れることによる対流冷却と、翼前
縁部１に形成されたシャワーヘッド６から冷却媒体が噴
出するフィルム冷却とが採用されて、主に翼前縁部を冷
却している。As shown in FIGS. 1 and 2, in the moving blade of the first embodiment, the cooling medium is supplied from the blade root into three flow passages for cooling the blade effective portion. The first flow path is provided in the blade leading edge portion 1 and is configured as a cooling passage extending in the blade span direction. In the first flow path, the cooling medium supply port 21
The convection cooling by flowing the cooling medium introduced from the inside of the cooling passage 24 extending in the span direction of the blade and the film cooling in which the cooling medium is ejected from the shower head 6 formed at the blade leading edge portion 1 are adopted. That is, the front edge of the blade is mainly cooled.
【００２２】第２流路は、翼前縁側の翼中間部に設けら
れ翼スパン方向に延びる冷却通路９ａ、９ｂ、９ｃが連
結された屈曲通路、いわゆるリターンフロー流路として
形成されている。そして、冷却媒体供給口２２から導入
された冷却媒体が冷却通路９ａ、９ｂ、９ｃ内を順次流
れ対流冷却を行う。リターンフロー流路は、少ない冷却
媒体流量で効率良く冷却できるため従来から良く用いら
れる冷却手法であるが、最終通路の特に翼先端部局所の
冷却不足が問題になっていた。The second flow passage is formed as a so-called return flow passage, which is a bent passage formed by connecting the cooling passages 9a, 9b, 9c provided in the blade intermediate portion on the blade leading edge side and extending in the blade span direction. Then, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 22 sequentially flows in the cooling passages 9a, 9b, 9c to perform convection cooling. The return flow channel is a cooling method that has been often used since it can be efficiently cooled with a small flow rate of the cooling medium, but insufficient cooling in the final passage, especially in the blade tip portion, has been a problem.
【００２３】第１実施例ではこの問題を解決するため、
リターンフロー流路の最終通路９ｃとこの最終通路９ｃ
よりひとつ前の冷却通路９ｂとを仕切る隔壁１５の翼先
端近傍に両冷却通路９ｃ、９ｂを貫通する貫通孔を設
け、この貫通孔を通して冷却媒体が流れる副冷却通路
（補助流路）１７を形成している。この副冷却通路１７
を介して、最終通路９ｃよりひとつ前の冷却通路９ｂを
流れる冷却媒体をリターンフロー流路の最終通路９ｃの
翼先端部局所へ直接導き、最終通路９ｃの翼先端部局所
の対流冷却強化を図っている。In order to solve this problem in the first embodiment,
Final passage 9c of the return flow passage and this final passage 9c
A through hole penetrating both cooling passages 9c and 9b is provided in the vicinity of the blade tip of the partition wall 15 which separates the preceding cooling passage 9b, and a sub-cooling passage (auxiliary flow passage) 17 through which the cooling medium flows is formed through the through hole. are doing. This sub-cooling passage 17
The cooling medium flowing through the cooling passage 9b immediately before the final passage 9c is directly led to the blade tip local portion of the final flow passage 9c of the return flow passage via the via to enhance the convection cooling of the blade tip local portion of the final passage 9c. ing.
【００２４】第３流路は、翼後縁側の翼中間部に設けら
れ翼スパン方向に延びる冷却通路１０ａ、１０ｂ、１０
ｃが連結された屈曲通路、第２流路と同様にいわゆるリ
ターンフロー流路として形成されている。そして、冷却
媒体供給口２３から導入された冷却媒体が冷却通路１０
ａ、１０ｂ、１０ｃ内を順次流れ対流冷却を行う。The third passage is provided in the blade middle portion on the trailing edge side of the blade and is provided with cooling passages 10a, 10b, 10 extending in the blade span direction.
It is formed as a so-called return flow channel like the curved channel and the second channel connected with c. Then, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 23 is supplied to the cooling passage 10.
A, 10b, and 10c are sequentially flowed, and convection cooling is performed.
【００２５】第１実施例では、リターンフロー流路の最
終通路１０ｃとこの最終通路１０ｃよりひとつ前の冷却
通路１０ｂとを仕切る隔壁１６の翼先端近傍に両冷却通
路１０ｃ、１０ｂを貫通して流れる副冷却通路（補助流
路）１８を形成している。この副冷却通路１８を介し
て、最終通路１０ｃよりひとつ前の冷却通路１０ｂを流
れる冷却媒体をリターンフロー流路の最終通路１０ｃの
翼先端部局所へ直接導き、最終通路１０ｃの翼先端部局
所の対流冷却強化を図っている。In the first embodiment, both cooling passages 10c and 10b flow in the vicinity of the blade tips of the partition wall 16 which separates the final passage 10c of the return flow passage from the cooling passage 10b immediately before the final passage 10c. A sub-cooling passage (auxiliary passage) 18 is formed. Through this sub-cooling passage 18, the cooling medium flowing in the cooling passage 10b immediately before the final passage 10c is directly guided to the blade tip end portion of the final passage 10c of the return flow passage, and the blade tip end portion of the final passage 10c is locally discharged. Convection cooling is being strengthened.
【００２６】なお、最終通路１０ｃと後縁吹き出し部に
設けられたピンフィン冷却部７とを連結する通過孔１２
は後縁吹き出し流量を調節するオリフィス孔としての役
割を担っているが、この部分は従来と同様な構成であ
り、上述の本実施例における副流路１７、１８の構成と
は異なり、また冷却の作用・効果も異なる。A passage hole 12 for connecting the final passage 10c and the pin fin cooling portion 7 provided at the trailing edge blowing portion.
Plays a role as an orifice hole for adjusting the trailing edge blow-out flow rate, but this portion has the same configuration as the conventional one, different from the configuration of the sub-flow passages 17 and 18 in the present embodiment described above, and cooling is performed. Action and effect are also different.
【００２７】また翼内部の対流冷却効果をより一層強め
るために、リターンフローを構成する第２流路の冷却媒
体供給口２２とリターンフロー流路の最終通路９ｃとを
仕切る隔壁に両者を直接連結して流れる副流路（補助流
路）２０を形成している。このように副流路２０を形成
することで、第２流路に流入する冷却媒体の一部を上記
副流路２０を介して、リターンフロー流路の最終通路９
ｃに直接導き、最終通路９ｃの対流冷却強化を図ってい
る。Further, in order to further enhance the convective cooling effect inside the blade, both are directly connected to a partition wall which separates the cooling medium supply port 22 of the second flow passage constituting the return flow from the final passage 9c of the return flow passage. Thus, a sub-flow path (auxiliary flow path) 20 that flows is formed. By forming the sub-flow path 20 in this way, a part of the cooling medium flowing into the second flow path is passed through the sub-flow path 20 and the final passage 9 of the return flow flow path.
Directly leading to c, the convection cooling of the final passage 9c is strengthened.
【００２８】さらに、第３流路のリターンフロー冷却流
路に冷却媒体を供給する冷却媒体供給口２３とリターン
フロー冷却流路を構成しない他の冷却要素であるピンフ
ィン冷却部７とを仕切る隔壁にオリフィス通過孔１２と
は異なる、両者を直接連結して流れる副流路１９を形成
している。この副流路（補助流路）１９を形成したこと
により、冷却媒体の速度成分が動翼の遠心力の影響で翼
スパン方向が主となり、軸方向速度が極めて小さくなる
ために生じる冷却媒体の流量不足を解消することができ
る。上記のような作用ににより、局所対流冷却効果を大
きくして翼冷却効率を高めることが可能となる。Further, a partition wall for partitioning the cooling medium supply port 23 for supplying the cooling medium to the return flow cooling channel of the third channel and the pin fin cooling section 7 which is another cooling element not constituting the return flow cooling channel. Different from the orifice passage hole 12, a sub-flow passage 19 is formed which directly connects the two and flows. By forming the sub-flow path (auxiliary flow path) 19, the velocity component of the cooling medium is mainly in the blade span direction due to the effect of the centrifugal force of the moving blade, and the cooling medium generated due to the extremely small axial velocity is generated. Insufficient flow rate can be resolved. With the above operation, it is possible to enhance the local convection cooling effect and enhance the blade cooling efficiency.
【００２９】また、第１実施例で説明した副流路１７、
１８の吹き出し方向は、副流路１７では翼内壁面の腹側
に、また副流路１８では翼内壁面の背側腹側に向かって
おり、それぞれの翼面の局所で冷却が必要とする部分に
インピンジメント冷却による強制対流冷却法が効率良く
採用される構造となっている。なお、翼の構造によって
局所で冷却を必要とする部分が異なる場合には、副流路
１７、１８の吹き出し方向を冷却が必要な方向に適宜設
計すれば良い。また、第１実施例で説明した副流路１
７、１８の流路断面形状は任意形状で良い。Further, the sub-channel 17 described in the first embodiment,
The blowing direction of 18 is toward the ventral side of the blade inner wall surface in the sub-flow passage 17 and toward the back side ventral side of the blade inner wall surface in the sub-flow passage 18, and cooling is required locally on each blade surface. The structure is such that the forced convection cooling method by impingement cooling is efficiently adopted for the part. In addition, when the part that requires local cooling differs depending on the structure of the blade, the blowing direction of the sub-flow paths 17 and 18 may be appropriately designed to the direction that requires cooling. In addition, the sub-channel 1 described in the first embodiment
The flow channel cross-sectional shapes of 7 and 18 may be arbitrary.
【００３０】また、上記で説明した冷却構造を有するガ
スタービン冷却翼は、精密鋳造法によって製作される。
この精密鋳造法によれば、翼内部冷却通路部をこれら冷
却通路の形状に相当する中子で形成し、これを翼本体を
構成する主型に組み込んで鋳造するいわゆるシェルモー
ルド法が採用されるのが一般的である。従来、精密鋳造
法によって製作される冷却翼では、緻密な構造の冷却翼
を製作する場合には上記中子が非常に複雑で華奢（剛性
が低く破損し易い）な構造にならざるを得ず、製作を困
難（歩留まり低下）にしていた。The gas turbine cooling blade having the cooling structure described above is manufactured by the precision casting method.
According to this precision casting method, a so-called shell mold method is adopted in which the blade internal cooling passage portions are formed by cores corresponding to the shapes of these cooling passages, and the blades are incorporated into a main mold forming the blade body and cast. Is common. Conventionally, in the cooling blade manufactured by the precision casting method, in the case of manufacturing a cooling blade having a dense structure, the core is inevitably very complicated and has a delicate structure (it has low rigidity and is easily damaged). , Making it difficult (yield reduction).
【００３１】しかし、第１実施例で説明した冷却翼を製
作する場合には副流路（貫通孔）１７、１８、１９、２
０内に中子抑えを配設し、この中子抑えにより中子を支
持し、複雑な中子でも剛性を高めることができる。従
来、中子抑えを配置して中子の剛性を高めようとする
と、冷却翼内部に中子抑えを配置するための貫通孔等を
別途、特別に設ける必要があり、最適な冷却通路設計に
対して悪影響を与えていたが、本実施例の如く副流路
（貫通孔）を中子抑えの代替として使用することによ
り、冷却設計上不必要な通過孔を設けないで済むように
なる。したがって、第１実施例のガスタービン冷却翼に
よれば、必要とする冷却媒体流量を必要最小限にするこ
とができるばかりでなく、冷却翼の製造の歩留まりをも
向上させることが可能となる。However, in the case of manufacturing the cooling blade described in the first embodiment, the auxiliary flow paths (through holes) 17, 18, 19, 2 are formed.
A core retainer is provided in the core 0, and the core retainer supports the core, so that rigidity can be increased even in a complicated core. Conventionally, when trying to increase the rigidity of the core by arranging the core retainer, it is necessary to separately provide a through hole etc. for arranging the core retainer inside the cooling blade, which leads to the optimum cooling passage design. However, by using the sub-flow passage (through hole) as an alternative to the core suppression as in the present embodiment, it is possible to avoid providing unnecessary through holes in the cooling design. Therefore, according to the gas turbine cooling blade of the first embodiment, not only the required cooling medium flow rate can be minimized, but also the manufacturing yield of the cooling blade can be improved.
【００３２】次に、図３乃至図６を参照して本発明の第
２乃至第５実施例を説明する。図３は、第２実施例を示
す冷却翼の縦断面図であり、図７および図８あるいは図
１および図２と同一部分には同一符号を付して詳細な説
明は省略している。Next, second to fifth embodiments of the present invention will be described with reference to FIGS. FIG. 3 is a longitudinal sectional view of a cooling blade according to the second embodiment. The same parts as those in FIGS. 7 and 8 or FIGS. 1 and 2 are designated by the same reference numerals and detailed description thereof is omitted.
【００３３】図３に示す第２実施例の動翼は、翼有効部
の冷却のために翼根元から３つの流路に分けて冷却媒体
が供給されている。第１流路は、第１実施例と同様に翼
前縁部１に設けられ翼スパン方向に延びる冷却通路とし
て構成されている。そして第１流路では、冷却媒体供給
口２１から導入された冷却媒体が、この翼のスパン方向
に延びる冷却通路２４内を流れることによる対流冷却
と、翼前縁部１に形成されたシャワーヘッド６から冷却
媒体が噴出するフィルム冷却とが採用されて、主に翼前
縁部を冷却している。In the moving blade of the second embodiment shown in FIG. 3, the cooling medium is supplied from the blade root into three flow paths for cooling the blade effective portion. The first passage is provided as a cooling passage provided in the blade leading edge portion 1 and extending in the blade span direction as in the first embodiment. In the first flow path, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 21 flows in the cooling passage 24 extending in the span direction of the blade, and convection cooling is performed, and the shower head formed at the blade leading edge portion 1 is provided. The film cooling in which the cooling medium is jetted from 6 is adopted to mainly cool the blade leading edge portion.
【００３４】第２流路は、翼前縁側の翼中間部に設けら
れ翼スパン方向に延びる冷却通路９ａ、９ｂ、９ｃが連
結された屈曲通路、いわゆるリターンフロー流路として
形成されている。そして、冷却媒体供給口２２から導入
された冷却媒体が冷却通路９ａ、９ｂ、９ｃ内を順次流
れ対流冷却を行う。そして、リターンフロー流路の最終
通路９ｃとこの最終通路９ｃよりひとつ前の冷却通路９
ｂとを仕切る隔壁１５の翼先端近傍に両冷却通路９ｃ、
９ｂを貫通する貫通孔を設け、この貫通孔を通して冷却
媒体が流れる副冷却通路（補助流路）１７を形成してい
る。この副冷却通路１７を介して、最終通路９ｃよりひ
とつ前の冷却通路９ｂを流れる冷却媒体をリターンフロ
ー流路の最終通路９ｃの翼先端部局所へ直接導き、最終
通路９ｃの翼先端部局所の対流冷却強化を図っている。The second flow passage is formed as a so-called return flow passage, which is a bent passage provided in the blade middle portion on the blade leading edge side and connected with cooling passages 9a, 9b, 9c extending in the blade span direction. Then, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 22 sequentially flows in the cooling passages 9a, 9b, 9c to perform convection cooling. The final passage 9c of the return flow passage and the cooling passage 9 immediately before the final passage 9c
Both cooling passages 9c are provided near the blade tip of the partition wall 15 that separates
9b is provided with a through hole, and a sub-cooling passage (auxiliary flow path) 17 through which the cooling medium flows is formed through the through hole. Through this sub-cooling passage 17, the cooling medium flowing in the cooling passage 9b immediately before the final passage 9c is directly guided to the blade tip end portion of the final passage 9c of the return flow passage, and the blade tip end portion of the final passage 9c is locally exhausted. Convection cooling is being strengthened.
【００３５】第３流路は、翼後縁側に設けられ翼スパン
方向に延びる冷却通路１０として構成されている。そし
て第３流路では、冷却媒体供給口２３から導入された冷
却媒体が、この翼のスパン方向に延びる冷却通路１０内
を流れることにより対流冷却を行うと共に、冷却通路１
０の後縁吹き出し部に設けられたピンフィン冷却部７で
強制対流冷却を行う。The third flow passage is provided as a cooling passage 10 provided on the trailing edge side of the blade and extending in the blade span direction. In the third flow path, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 23 flows in the cooling passage 10 extending in the span direction of the blade to perform convection cooling, and the cooling passage 1
Forced convection cooling is performed by the pin fin cooling unit 7 provided in the trailing edge blowing unit of 0.
【００３６】また、第２実施例で説明した副流路１７の
吹き出し方向は、翼の構造によって局所的な冷却が必要
な方向に適宜設計すれば良い。また、第２実施例で説明
した副流路１７の流路断面形状は任意形状で良い。Further, the blowing direction of the sub-flow passage 17 described in the second embodiment may be appropriately designed in such a direction that local cooling is required depending on the structure of the blade. The flow channel cross-sectional shape of the sub flow channel 17 described in the second embodiment may be any shape.
【００３７】図４は、第３実施例を示す冷却翼の縦断面
図であり、図７および図８あるいは図１および図２と同
一部分には同一符号を付して詳細な説明は省略してい
る。図４に示す第３実施例の動翼は、翼有効部の冷却の
ために翼根元から３つの流路に分けて冷却媒体が供給さ
れている。FIG. 4 is a longitudinal sectional view of a cooling blade showing a third embodiment. The same parts as those in FIGS. 7 and 8 or FIGS. 1 and 2 are designated by the same reference numerals and detailed description thereof will be omitted. ing. In the rotor blade of the third embodiment shown in FIG. 4, the cooling medium is supplied from the blade root into three flow paths for cooling the blade effective portion.
【００３８】第１流路は、第１実施例と同様に翼前縁部
１に設けられ翼スパン方向に延びる冷却通路として構成
されている。そして第１流路では、冷却媒体供給口２１
から導入された冷却媒体が、この翼のスパン方向に延び
る冷却通路２４内を流れることによる対流冷却と、翼前
縁部１に形成されたシャワーヘッド６から冷却媒体が噴
出するフィルム冷却とが採用されて、主に翼前縁部を冷
却している。The first flow passage is formed as a cooling passage provided in the blade leading edge portion 1 and extending in the blade span direction as in the first embodiment. In the first flow path, the cooling medium supply port 21
The convection cooling by flowing the cooling medium introduced from the inside of the cooling passage 24 extending in the span direction of the blade and the film cooling in which the cooling medium is ejected from the shower head 6 formed at the blade leading edge portion 1 are adopted. That is, the front edge of the blade is mainly cooled.
【００３９】第２流路は、翼前縁側の翼中間部に設けら
れ翼スパン方向に延びる冷却通路９ａ、９ｂ、９ｃが連
結された屈曲通路、いわゆるリターンフロー流路として
形成されている。そして、冷却媒体供給口２２から導入
された冷却媒体が冷却通路９ａ、９ｂ、９ｃ内を順次流
れ対流冷却を行う。そして翼内部の対流冷却効果をより
一層強めるために、リターンフローを構成する第２流路
の冷却媒体供給口２２とリターンフロー流路の最終通路
９ｃとを仕切る隔壁に両者を直接連結して流れる副流路
（補助流路）２０を形成している。このように副流路２
０を形成することで、第２流路に流入する冷却媒体の一
部を上記副流路２０を介して、リターンフロー流路の最
終通路９ｃに直接導き、最終通路９ｃの対流冷却強化を
図ることができる。The second flow passage is formed as a so-called return flow passage, which is a bent passage formed by connecting the cooling passages 9a, 9b, 9c provided in the blade middle portion on the blade leading edge side and extending in the blade span direction. Then, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 22 sequentially flows in the cooling passages 9a, 9b, 9c to perform convection cooling. Then, in order to further enhance the convective cooling effect inside the blade, both are directly connected to a partition wall that separates the cooling medium supply port 22 of the second flow path that constitutes the return flow and the final passage 9c of the return flow flow path. A sub flow channel (auxiliary flow channel) 20 is formed. In this way, the sub-channel 2
By forming 0, a part of the cooling medium flowing into the second flow passage is directly guided to the final passage 9c of the return flow passage through the sub-passage 20 to enhance the convection cooling of the final passage 9c. be able to.
【００４０】第３流路は、第２実施例と同様に翼後縁側
に設けられ翼スパン方向に延びる冷却通路１０として構
成されている。そして第３流路では、冷却媒体供給口２
３から導入された冷却媒体が、この翼のスパン方向に延
びる冷却通路１０内を流れることにより対流冷却を行う
と共に、冷却通路１０の後縁吹き出し部に設けられたピ
ンフィン冷却部７で冷却を行う。The third flow path is formed as a cooling passage 10 provided on the blade trailing edge side and extending in the blade span direction as in the second embodiment. In the third flow path, the cooling medium supply port 2
The cooling medium introduced from No. 3 performs convection cooling by flowing in the cooling passage 10 extending in the span direction of the blade, and at the same time, cooling is performed by the pin fin cooling unit 7 provided at the trailing edge blowing portion of the cooling passage 10. .
【００４１】図５は、第４実施例を示す冷却翼の縦断面
図であり、図７および図８あるいは図１および図２と同
一部分には同一符号を付して詳細な説明は省略してい
る。図５に示す第４実施例の動翼は、翼有効部の冷却の
ために翼根元から２つの流路に分けて冷却媒体が供給さ
れている。FIG. 5 is a vertical cross-sectional view of a cooling blade showing a fourth embodiment. The same parts as those in FIGS. 7 and 8 or FIGS. 1 and 2 are designated by the same reference numerals and detailed description thereof will be omitted. ing. In the moving blade of the fourth embodiment shown in FIG. 5, the cooling medium is supplied from the blade root into two flow paths for cooling the blade effective portion.
【００４２】第１流路は、翼前縁部１に設けられ翼スパ
ン方向に延びる冷却通路９として構成されている。そし
て第１流路では、冷却媒体供給口２１から導入された冷
却媒体が冷却通路９内に導かれてオリフィス孔１１から
噴出して翼前縁１内壁面をインピンジメント冷却すると
共に、冷却通路９の翼背、腹側の翼面に形成されたフィ
ルム孔５から放出されてフィルム冷却を行う。また、翼
の前縁にもシャワーヘッド６が形成されフィルム冷却を
行うように構成されている。The first flow path is provided as a cooling passage 9 provided in the blade leading edge portion 1 and extending in the blade span direction. Then, in the first flow path, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 21 is guided into the cooling passage 9 and ejected from the orifice holes 11 to impingement cool the inner wall surface of the blade leading edge 1, and at the same time, the cooling passage 9 The film is cooled by being discharged from the film holes 5 formed on the blade back and ventral blade surfaces. Further, a shower head 6 is also formed on the front edge of the blade so as to cool the film.
【００４３】第２流路は、翼の中間から後縁にかけて翼
スパン方向に延びる冷却通路１０ａ、１０ｂ、１０ｃが
連結された屈曲通路、いわゆるリターンフロー流路とし
て形成されている。つまり、冷却媒体が冷却媒体供給口
２２から翼スパン方向に延びる冷却通路１０ａ、１０
ｂ、１０ｃを順次リターンして導かれ、最終通路１０ｃ
の壁面に形成されているオリフィス孔１２を通過して、
ピンフィン冷却部７に流入する。冷却媒体はさらにピン
フィン７において対流冷却をした後、翼後縁部４から吹
き出されるように構成されている。The second passage is formed as a so-called return flow passage, which is a bent passage to which cooling passages 10a, 10b, 10c extending in the blade span direction from the middle of the blade to the trailing edge are connected. That is, the cooling passages 10a, 10a in which the cooling medium extends from the cooling medium supply port 22 in the blade span direction.
b, 10c are sequentially returned and led to the final passage 10c
Passing through the orifice hole 12 formed in the wall surface of
It flows into the pin fin cooling unit 7. The cooling medium is further convectively cooled by the pin fins 7 and then blown out from the blade trailing edge portion 4.
【００４４】この第４実施例では、リターンフロー流路
の最終通路１０ｃとこの最終通路１０ｃよりひとつ前の
冷却通路１０ｂとを仕切る隔壁１６の翼先端近傍に両冷
却通路１０ｃ、１０ｂを貫通して流れる副冷却通路（補
助流路）１８を形成している。この副冷却通路１８を介
して、最終通路１０ｃよりひとつ前の冷却通路１０ｂを
流れる冷却媒体をリターンフロー流路の最終通路１０ｃ
の翼先端部局所へ直接導き、最終通路１０ｃの翼先端部
局所の対流冷却強化を図っている。In the fourth embodiment, both cooling passages 10c and 10b are penetrated in the vicinity of the blade tip of the partition wall 16 which separates the final passage 10c of the return flow passage from the cooling passage 10b immediately before the final passage 10c. A sub-cooling passage (auxiliary passage) 18 that flows is formed. Through this sub-cooling passage 18, the cooling medium flowing in the cooling passage 10b immediately before the final passage 10c is transferred to the final passage 10c of the return flow passage.
Is directly led to the blade tip end portion of the blade, and the convection cooling of the blade tip end portion of the final passage 10c is strengthened.
【００４５】図６は、第５実施例を示す冷却翼の縦断面
図であり、図７および図８あるいは図１および図２と同
一部分には同一符号を付して詳細な説明は省略してい
る。図６に示す第５実施例の動翼は、翼有効部の冷却の
ために翼根元から２つの流路に分けて冷却媒体が供給さ
れている。FIG. 6 is a vertical cross-sectional view of a cooling blade according to the fifth embodiment. The same parts as those in FIGS. 7 and 8 or FIGS. 1 and 2 are designated by the same reference numerals and detailed description thereof will be omitted. ing. In the rotor blade of the fifth embodiment shown in FIG. 6, the cooling medium is supplied from the blade root into two flow passages for cooling the blade effective portion.
【００４６】第１流路は、翼前縁部１に設けられ翼スパ
ン方向に延びる冷却通路９として構成されている。そし
て第１流路では、冷却媒体供給口２１から導入された冷
却媒体が冷却通路９内に導かれてオリフィス孔１１から
噴出して翼前縁１内壁面をインピンジメント冷却すると
共に、冷却通路９の翼背、腹側の翼面に形成されたフィ
ルム孔５から放出されてフィルム冷却を行う。また、翼
の前縁にもシャワーヘッド６が形成されフィルム冷却を
行うように構成されている。The first flow path is provided as a cooling passage 9 provided in the blade leading edge portion 1 and extending in the blade span direction. Then, in the first flow path, the cooling medium introduced from the cooling medium supply port 21 is guided into the cooling passage 9 and ejected from the orifice holes 11 to impingement cool the inner wall surface of the blade leading edge 1, and at the same time, the cooling passage 9 The film is cooled by being discharged from the film holes 5 formed on the blade back and ventral blade surfaces. Further, a shower head 6 is also formed on the front edge of the blade so as to cool the film.
【００４７】第２流路は、翼の中間から後縁にかけて翼
スパン方向に延びる冷却通路１０ａ、１０ｂ、１０ｃが
連結された屈曲通路、いわゆるリターンフロー流路とし
て形成されている。つまり、冷却媒体が冷却媒体供給口
２２から翼スパン方向に延びる冷却通路１０ａ、１０
ｂ、１０ｃを順次リターンして導かれ、最終通路１０ｃ
の壁面に形成されているオリフィス孔１２を通過して、
ピンフィン冷却部７に流入する。冷却媒体はさらにピン
フィン７において対流冷却をした後、翼後縁部４から吹
き出されるように構成されている。The second flow passage is formed as a so-called return flow passage, which is a bent passage to which cooling passages 10a, 10b, 10c extending in the blade span direction from the middle of the blade to the trailing edge are connected. That is, the cooling passages 10a, 10a in which the cooling medium extends from the cooling medium supply port 22 in the blade span direction.
b, 10c are sequentially returned and led to the final passage 10c
Passing through the orifice hole 12 formed in the wall surface of
It flows into the pin fin cooling unit 7. The cooling medium is further convectively cooled by the pin fins 7 and then blown out from the blade trailing edge portion 4.
【００４８】この第５実施例では、第２流路のリターン
フロー冷却流路に冷却媒体を供給する冷却媒体供給口２
２とピンフィン冷却部７とを仕切る隔壁に両者を直接連
結して流れる副流路（補助流路）１９を形成している。
この副流路１９を形成したことにより、冷却媒体の速度
成分が動翼の遠心力の影響で翼スパン方向が主となり、
軸方向速度が極めて小さくなるために生じる冷却媒体の
流量不足を解消することができる。上記のような作用に
により、局所対流冷却効果を大きくして翼冷却効率を高
めることが可能となる。In the fifth embodiment, the cooling medium supply port 2 for supplying the cooling medium to the return flow cooling passage of the second passage.
A sub-flow path (auxiliary flow path) 19 that flows by directly connecting the two to the partition wall that separates the pin fin cooling unit 7 from each other is formed.
By forming the sub-flow path 19, the velocity component of the cooling medium is mainly in the blade span direction due to the centrifugal force of the moving blade,
The insufficient flow rate of the cooling medium caused by the extremely small axial velocity can be eliminated. With the above operation, it is possible to enhance the local convection cooling effect and enhance the blade cooling efficiency.
【００４９】なお、上記で説明した第２乃至第５実施例
におけるガスタービン冷却翼も第１実施例と同様に精密
鋳造法によって製作される。したがって、第１実施例で
説明した冷却翼を製作する場合と同様に副流路（貫通
孔）１７、１８、１９、２０内に中子抑えを配設し、こ
の中子抑えにより中子を支持し、複雑な中子でも剛性を
高めることができる。しかも副流路（貫通孔）を従来特
別に設けていた中子抑えの代替として使用することによ
り、冷却設計上不必要な通過孔を設けないで済むように
なる。したがって、第１実施例のガスタービン冷却翼と
同様に、必要とする冷却媒体流量を必要最小限にするこ
とができるばかりでなく、冷却翼の製造の歩留まりをも
向上させることが可能となる。The gas turbine cooling blades in the second to fifth embodiments described above are also manufactured by the precision casting method as in the first embodiment. Therefore, as in the case of manufacturing the cooling blade described in the first embodiment, a core retainer is arranged in the sub-flow passages (through holes) 17, 18, 19, 20 and the core retainer is used to remove the core. It can support and increase the rigidity even in complex cores. Moreover, by using the sub-flow passage (through hole) as an alternative to the core restraint which has been specially provided in the past, it is possible to eliminate the need for providing a passage hole which is unnecessary in the cooling design. Therefore, similar to the gas turbine cooling blade of the first embodiment, not only the required cooling medium flow rate can be minimized, but also the manufacturing yield of the cooling blade can be improved.
【００５０】以上のように、この発明ではタービン冷却
翼の冷却効率が大幅に向上するため、より少ない冷却媒
体でタービン冷却翼の冷却が可能となる。その結果、近
年待望されていたタービンにおける主流ガス温度をより
高温の１２００℃〜１５００℃級、もしくはそれ以上の
雰囲気で稼働させた場合でも冷却媒体流量を必要最小限
に抑えて、システムの熱効率、翼本体の寿命を改善する
ことが可能となる。As described above, according to the present invention, the cooling efficiency of the turbine cooling blade is significantly improved, and therefore the turbine cooling blade can be cooled with a smaller cooling medium. As a result, even if the mainstream gas temperature in the turbine, which has been long-awaited in recent years, is operated in a higher temperature range of 1200 ° C to 1500 ° C, or higher, the cooling medium flow rate is suppressed to the necessary minimum, and the thermal efficiency of the system is improved. It is possible to improve the life of the wing body.
【００５１】[0051]
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
によれば冷却媒体が通過することによる局所対流冷却効
果を大きくして翼冷却効率を高め、システム全体の熱効
率を向上させると共に、翼面温度均一化による翼本体寿
命も長くすることができ、また翼の製造性も向上する等
の効果が得られる。As is apparent from the above description, according to the present invention, the local convection cooling effect due to the passage of the cooling medium is increased to enhance the blade cooling efficiency, and the thermal efficiency of the entire system is improved, and at the same time, the blade is cooled. Due to the uniform surface temperature, the life of the blade body can be extended and the manufacturability of the blade can be improved.
【図１】 本発明のタービン冷却翼の第１実施例を示す
縦断面図。FIG. 1 is a vertical cross-sectional view showing a first embodiment of a turbine cooling blade of the present invention.
【図２】 本発明のタービン冷却翼の第１実施例を示す
横断面図。FIG. 2 is a cross-sectional view showing a first embodiment of the turbine cooling blade of the present invention.
【図３】 本発明のタービン冷却翼の第２実施例を示す
縦断面図。FIG. 3 is a longitudinal sectional view showing a second embodiment of the turbine cooling blade of the present invention.
【図４】 本発明のタービン冷却翼の第３実施例を示す
縦断面図。FIG. 4 is a longitudinal sectional view showing a third embodiment of the turbine cooling blade of the present invention.
【図５】 本発明のタービン冷却翼の第４実施例を示す
縦断面図。FIG. 5 is a vertical cross-sectional view showing a fourth embodiment of the turbine cooling blade of the present invention.
【図６】 本発明のタービン冷却翼の第５実施例を示す
縦断面図。FIG. 6 is a vertical sectional view showing a fifth embodiment of the turbine cooling blade of the present invention.
【図７】 従来のタービン冷却翼を示す縦断面図。FIG. 7 is a vertical cross-sectional view showing a conventional turbine cooling blade.
【図８】 従来のタービン冷却翼を示す横断面図。FIG. 8 is a cross-sectional view showing a conventional turbine cooling blade.
１ 翼前縁部 ２ 背側翼壁 ３ 腹側翼壁 ４ 翼後縁 ５ フィルム孔 ６ シャワーヘッド ７ ピンフィン ８ タービュレンスプロモータ突起 ９，１０，９ａ，９ｂ，９ｃ，１０ａ，１０ｂ，１０ｃ
冷却通路 １１ インピンジメント孔 １２ オリフィス孔 １３ 翼後縁吹き出し孔 １４ 仕切板 １５，１６ 隔壁 １７，１８，１９，２０ 貫通孔（補助流路） ２１，２２，２３ 冷却媒体供給口1 wing front edge 2 dorsal wing wall 3 ventral wing wall 4 wing trailing edge 5 film hole 6 shower head 7 pin fin 8 turbulence promoter protrusion 9, 10, 9a, 9b, 9c, 10a, 10b, 10c
Cooling passage 11 Impingement hole 12 Orifice hole 13 Blade trailing edge blowing hole 14 Partition plate 15, 16 Partition wall 17, 18, 19, 20 Through hole (auxiliary flow path) 21, 22, 23 Cooling medium supply port
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 伊藤 勝康 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 山本 浩喜 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Katsuyasu Ito Katsuyasu 2-4 Suehiro-cho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Toshiba Keihin Office (72) Inventor Hiroki Yamamoto 2-4, Suehiro-cho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Address inside Toshiba Keihin office
Claims (6)
に延びる複数の冷却通路を連結したリターンフロー流路
を備えたガスタービン冷却翼において、前記リターンフ
ロー流路の最終冷却通路とこの最終冷却通路よりひとつ
前の冷却通路とを仕切る隔壁に、両冷却通路の間を貫通
する補助流路を設けたことを特徴とするガスタービン冷
却翼。1. A gas turbine cooling blade having a return flow passage in which a plurality of cooling passages extending in a span direction of the blade are connected inside a gas turbine blade, and a final cooling passage of the return flow passage and the final cooling passage. A gas turbine cooling blade, characterized in that an auxiliary flow passage that penetrates between the cooling passages is provided in a partition wall that separates from the cooling passage that is just before the passage.
に延びる複数の冷却通路を連結したリターンフロー流路
を備えたガスタービン冷却翼において、前記リターンフ
ロー流路へ冷却媒体を供給する供給部から前記リターン
フロー流路の最終の冷却通路へ前記冷却媒体を流すため
の補助流路を設けたことを特徴とするガスタービン冷却
翼。2. A gas turbine cooling blade having a return flow passage, wherein a plurality of cooling passages extending in the span direction of the blade are connected inside the gas turbine blade, and a supply unit for supplying a cooling medium to the return flow passage. A gas turbine cooling blade, characterized in that an auxiliary flow passage for flowing the cooling medium is provided from the to the final cooling passage of the return flow passage.
に延びる複数の冷却通路を連結したリターンフロー流路
から成る第１冷却要素と、この第１冷却要素の後段に設
けられた第２冷却要素とを備えたガスタービン冷却翼に
おいて、前記第１冷却要素へ冷却媒体を供給する供給部
から前記第２冷却要素へ前記冷却媒体を流すための補助
流路を設けたことを特徴とするガスタービン冷却翼。3. A first cooling element comprising a return flow channel connecting a plurality of cooling passages extending in the span direction of the gas turbine blade, and a second cooling element provided at a stage subsequent to the first cooling element. A gas turbine cooling blade having an element and an auxiliary flow path for flowing the cooling medium from a supply unit that supplies the cooling medium to the first cooling element to the second cooling element. Turbine cooling blades.
部近傍に設けたことを特徴とする請求項１記載のガスタ
ービン冷却翼。4. The gas turbine cooling blade according to claim 1, wherein the auxiliary flow passage is provided in the vicinity of a tip portion in the span direction of the blade.
路の最終冷却通路の前記翼の内壁面の背側あるいは腹側
の少なくとも一方に向けて前記冷却媒体が吹出すように
形成されていることを特徴とする請求項１記載のガスタ
ービン冷却翼。5. The auxiliary flow passage is formed so that the cooling medium is blown out toward at least one of the back side and the vent side of the inner wall surface of the blade of the final cooling passage of the return flow passage. The gas turbine cooling blade according to claim 1, wherein
方向が前記翼の内壁面の背側あるいは腹側の少なくとも
一方に向かって吹き付けるように構成したことを特徴と
する請求項２あるいは請求項３記載のガスタービン冷却
翼。6. The auxiliary flow path is configured such that the blowing direction of the cooling medium is blown toward at least one of the back side and the ventral side of the inner wall surface of the blade. Item 3. A gas turbine cooling blade according to item 3.
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